Effect of system response on partial surge initiated instability in a transonic axial flow compressor

Partial surge is a type of instability inception in transonic compressors and occurs in the form of axisymmetric low-frequency disturbances localized in the hub region. Previous studies illustrate that the frequency of partial surge is set by the Helmholtz frequency of the entire system,which motivates to propose a hypothesis that the system response performs an important role in the formation of partial surge. For further verification, a series of experiments are conducted to explore the link b...     

轴对称喷管内外流场与结构温度场耦合计算

利用有限体积的对流项二次迎风插值格式和重整化群(RNG)k-ε湍流模型,二层增强型壁面函数,同时利用球形谐波法考虑热辐射的影响,以灰气体加权模型(WSGGM)确定气体介质的辐射性质,求解N-S方程、热传导方程、考虑吸收-发射性气体介质的辐射传输方程。采用流固耦合的流动与换热模型,流场与结构温度场互为边界条件交换数据,实现了流场解算与温度场解算的耦合数值分析。采用此计算模型对静止的轴对称收-扩喷管进行了数值模拟,计算得到的喷管壁温与试验数据吻合良好。在此基础上,进一步开展了巡航状态下轴对称收-扩喷管内外流场与结构温度场的耦合数值研究。     

自适应对角线加载的波束形成算法

采样协方差矩阵求逆(SMI)的波束形成方法在少快拍数、高信噪比情况下波束形成性能下降。对角线加载技术能减弱了小特征值对应的噪声波束的影响,改善了方向图畸变,但是加载量的确定一直以来是一个比较困难的问题。文中提出了一种自适应对角线加载波束形成算法,根据阵列接收信号协方差矩阵的特征结构,自适应地加载对角线,进而提高波束形成的鲁棒性。仿真结果表明:该算法在高、中、低的信噪比下都具有较好的波束形成性能,且在少快拍数情况下仍具有较好的波束形成性能,是一种鲁棒的且性能优越的波束形成算法,而且该算法容易实现。     

带有气动及结构非线性的二元机翼颤振分析

研究了翼型在低马赫数条件下的非定常气动特性,从翼型表面气流运动的角度对Leishman-Beddoes(L-B)模型进行了修正,并在此基础上建立了适合低马赫数颤振研究且带有气动及结构非线性的二元机翼气弹系统分析模型.对比低马赫数翼型气动载荷试验结果表明对L-B模型的修正是有效的,且机翼颤振试验结果亦验证了二元机翼气弹分析模型.研究结果表明:二元机翼气弹系统的失速颤振与初始变距角和来流速度密切相关,且耦合的三次非线性变距和浮沉刚度是造成系统呈现准周期运动的主要原因.      

基于偏最小二乘回归法的飞机总工时预测模型研究

从影响军用飞机生产制造工时的众多因素中提取出24个飞机总工时影响因素,采用统计学方法结合理论分析对此24个因素进行科学筛选,筛选出飞机最大起飞重量、最大速度、爬升率、最大过载、钛铝合金比例、复合材料与铝合金比例这6个关键影响因素。考虑偏最小二乘回归(PLS)法在处理小样本多元数据方面的优势,采用PLS法对飞机总工时进行预测,预测结果表明PLS预测模型平均检验误差约为10%。该模型在实际使用过程中,只需获得飞机性能指标和材料构成等少数设计参数即可在飞机产品生产制造前对飞机生产制造总工时进行宏观预测,具有参数少、物理意义明晰、操作简单、便于使用、准确率高等特点,可为缺乏详细设计信息和生产信息的飞机研制早期方案优选、设计优化或对其进行费用分析和成本控制、固定资产投资、安排生产计划等工作提供相对准确的飞机产品工时。     

大型水陆两栖飞机突风响应特性的程序化设计

现代飞机设计过程中,要考虑飞机遭遇突风时不同部位的动态突风载荷特性.根据大型水陆两栖飞机的设计要求,制订离散突风和连续紊流的分析流程,研究离散突风和连续紊流响应特性的程序化设计方法,并计算飞机各部位的单值载荷包线和组合载荷包线.程序化设计结果表明,大型水陆两栖飞机遭遇突风或紊流时,机体动态载荷量级与静载荷相当,且设计效率大大提高.研究结果为大型水陆两栖飞机的突风载荷设计提供了依据.     

一种地空3D-Massive MIMO信道模型

为了研究地空3D-Massive MIMO系统信道特性,提出一种基于三维单跳同心圆环散射体的地空3D-Massive MIMO信道模型。相比传统地空3D MIMO信道模型有两方面改进,首先是建立了基于单跳圆环散射体3D几何精确位置关系的球面波天线阵元相位偏移模型,其次采用生灭过程对Massive MIMO阵列上的非平稳特性进行建模。推导了该模型的信道统计特征函数,通过对特征函数理论推导值与蒙特卡洛统计值进行仿真对比,验证了理论推导正确性。此外,对所提信道模型与基于平面波的传统地空3D MIMO信道模型的空间相关性进行了分析及仿真对比,结果表明:在远场环境下,两者基本一致;在近场环境下,传统平面波模型不再适用,两者存在差异。最后,对若干组表征信道特征的仿真结果与公开文献中地空信道实际测试数据进行对比分析。表明本模型作为普遍适用性模型,可以根据信道的测试条件、测试环境和测试结果来优化参数配置以趋近于实际信道,以对特定信道进行精确建模。     

轴流压气机角区分离的研究进展

角区分离是一种常发生于轴流压气机"吸力面-端壁"角区的三维分离现象,该现象以及随之产生的流场堵塞和流场损失会对压气机的稳定工作和效率造成不良影响,严重时会发展为"角区失速"。随着现代轴流压气机单级负荷的提升,角区分离所产生的负面影响日益突出,严重阻碍了高负荷压气机的发展,各种主动、被动流动控制方法也因此被广泛应用于角区分离的流动控制。首先,从角区分离对轴流压气机性能的影响、角区分离的流场特征和角区失速的判别准则3个方面对轴流压气机角区分离的流动机理研究进行了回顾,详细讨论了角区分离的影响因素、角区分离的流动拓扑分析以及角区失速的定义与判别方法。其次,对三维叶片设计、翼刀与凹槽、旋涡发生器、非轴对称端壁造型、射流式旋涡发生器、等离子体气动激励以及附面层抽吸与附面层射流7类流动控制方法的研究进展进行了回顾,重点探讨了这些流动控制方法在抑制角区分离方面的应用,并给出了这些流动控制方法的对角区分离的作用机制。最后,对角区分离领域的研究现状进行了简要地总结,指出了现有角区分离的机理研究和流动控制研究所存在的不足,并对该领域未来的发展进行了展望。     

微型涡轮喷气发动机风车起动特性研究

为研究微小型涡轮喷气发动机风车起动的特性,以某微型涡轮喷气发动机为原型,通过数值模拟和试验研究相结合的方法,研究了其风车起动过程的各种特性。通过试验研究了丙烷气点火时间和丙烷气压对微型涡喷发动机转速以及燃烧室温度的影响规律,以在最短时间内使得微型涡喷发动机转速和燃烧室温度满足可供油燃烧的条件,并确定所需要的丙烷气最小气量。结果表明：在本试验条件下发动机从起动到慢车状态过程中,以先快后慢的供油规律起动加速时间最短约为82 s;发动机从慢车到80%全转速状态过程中,实现相对最短加速时间的供油规律可分为2段,前段供油斜率较大为0.79,后段供油斜率较小为0.14。对其它结构形式和起动过程类似的微小型涡轮喷气发动机有一定借鉴作用。     

平尾结冰对飞机动力学特性影响的仿真研究

针对某型飞机平尾结冰后的动态响应问题,利用结冰参数建立的平尾结冰参量模型,仿真分析了无操纵情况下平尾结冰对巡航特性的影响,以及平尾结冰后升降舵单位阶跃的纵向操纵响应,并研究了不同平尾结冰严重程度下飞机在进近与着陆过程中的动态响应及平尾失速特性,获得了平尾结冰对飞机动力学特性的影响规律.